XFOIL         Version 6.94
  
 Calculated polar for: manu4/25 2                                      
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.060 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -2.750   0.2128   0.06521   0.05612  -0.0905  0.2844  0.3321
  -2.500   0.2344   0.06391   0.05473  -0.0910  0.2839  0.3476
  -2.250   0.2583   0.06247   0.05328  -0.0909  0.2830  0.3587
  -2.000   0.2781   0.06100   0.05181  -0.0901  0.2826  0.3769
  -1.750   0.2967   0.05981   0.05065  -0.0887  0.2830  0.4027
  -1.500   0.3148   0.05872   0.04964  -0.0869  0.2841  0.4303
  -1.250   0.3313   0.05764   0.04863  -0.0846  0.2853  0.4599
  -1.000   0.3526   0.05730   0.04823  -0.0839  0.2868  0.4788
  -0.500   0.4794   0.05240   0.04080  -0.1011  0.2895  0.1871
  -0.250   0.5107   0.05252   0.04070  -0.1017  0.2915  0.1878
   0.000   0.5440   0.05315   0.04103  -0.1028  0.2936  0.1906
   0.250   0.5788   0.05442   0.04230  -0.1046  0.2961  0.1948
   0.500   0.5968   0.05297   0.04132  -0.1016  0.3055  0.1971
   0.750   0.6282   0.05412   0.04255  -0.1025  0.3135  0.2010
   1.000   0.6713   0.05625   0.04445  -0.1062  0.3198  0.2078
   1.250   0.7100   0.05693   0.04568  -0.1089  0.3431  0.2153
   1.500   0.7699   0.05994   0.04891  -0.1170  0.3769  0.2319
   2.000   0.3588   0.07543   0.06725  -0.0541  0.5574  0.1888